【技术实现步骤摘要】
本技术属于固体火箭发动机结构静力试验，具体涉及一种用于固体火箭发动机壳体静力载荷试验的承力装置。
技术介绍
1、在固体火箭发动机结构强度试验中，静力试验是重要组成部分之一。具体来讲，固体火箭发动机结构静力试验是采用试验的方法模拟载荷和边界条件，观察和研究固体火箭发动机或其零部件在(准)静载荷作用下的强度、刚度、稳定性、应力以及变形分布情况的一种基础试验。
2、参考cn110940574b授权的一种用于静力试验的多点加载加力帽，结构静力试验主要通过在地面试验平台上安装作动器，作动器上端通过过渡框与加力帽相连，对试验件施加载荷，实现轴拉、轴压、剪力、弯矩及多种载荷组合考核试验的目的。
3、在轴拉试验中，将试验件下端通过支持设备(过渡框或试验平台)固定，上端通过过渡框与加力帽相连，用对称的两套、四套或八套集中力加载系统对加力帽施加推力，实现加力帽对试验件拉伸载荷的加载。当试验件长度超长时，则通过在活塞杆连接件上增加与延伸杆与加力帽连接并向试验件施加推力载荷。但是，当延伸杆的长度超过600mm时，存在拉杆失稳的风险。
4、因此，现有轴拉试验可通过搭建龙门架的方式，将作动器固定在试验件上方，通过工装向上施加拉力进行拉伸载荷的加载。但是采用龙门架吊装操作较为繁琐且存在安全隐患，拆装时间长，工作效率低。
5、鉴于上述问题，设计了一种用于固体火箭发动机壳体静力载荷试验的承力装置。
技术实现思路
1、本技术所要解决的技术问题是现有的集中力加载系统在对超
2、本技术的构思及原理：
3、超长试验件施加大静力载荷的需求逐渐增加，在现有技术中，若试验件超长，则需要在作动筒活塞杆连接件上增加延伸杆并与加力帽的安装孔配合，但配套使用的延长杆为细长杆，受压时存在失稳风险，因此需要避免在超长试验件中使用杆或者应尽量减小延长杆的长度。
4、因此，为了解决上述问题，本专利技术首先采用安装在作动器底部的承力结构增加作动筒的高度；
5、其次，承力结构由两个承力柱组与其之间连接的若干个固定杆组成，保持两个承力柱组之间的距离，减少了承力柱组的失稳的风险，增加了整个承力装置的稳定性；
6、最后，由于承力柱组较延伸杆更重，所以为了适应不同长度的试验件，也为了提升拆卸效率和降低使用成本，承力柱组由若干个尺寸不同的承力柱组合安装，且柱体为镂空设计，实现在保证支撑强度的同时适用于不同长度的试验件。
7、为实现上述专利技术目的，本技术的技术方案为：
8、一种用于固体火箭发动机壳体静力载荷试验的承力装置，包括作动结构、承力结构与支撑结构，所述作动结构包括作动器与固定底座；
9、其特殊之处在于：
10、所述承力结构包括承力柱组和连接组件；
11、所述承力柱组由若干个承力柱组成，若干个承力柱自下而上竖直垒砌为两个高度相同的承力柱组，上下承力柱之间通过紧固件连接，两个承力柱组之间通过连接组件固定；
12、所述两个承力柱组底端通过紧固件安装在支撑结构上，作动结构通过紧固件安装在两个承力柱组顶部；
13、所述固定底座通过紧固件安装在两个承力柱组顶部，作动器竖直向上安装在固定底座上。
14、进一步地，为了加强立柱组件的稳定性，所述连接组件包括若干个固定杆及螺母；
15、所述承力柱柱体两端和侧面均设有若干个通孔；
16、所述固定杆杆身两端设有螺纹，若干个固定杆水平穿过两个承力柱柱体水平方向相对的通孔，并通过设置在固定杆两端的螺母对两个承力柱柱体进行横向固定。
17、进一步地，采用t型螺栓穿过连接板设置在所述两个承力柱的通孔内，上下承力柱之间通过连接板固定；所述两个承力柱组的底端通过t型螺钉安装在支撑结构上，作动结构通过t型螺钉安装在两个承力柱组的顶部。
18、进一步地，为了提升承力柱的减重效果，所述承力柱柱体为镂空结构。
19、进一步地，所述固定火箭发动机壳体静力载荷试验中，试验平台底端到加力帽底端的距离超过作动器的极限长度。
20、与现有技术相比，本技术具有以下有益效果：
21、1.本技术结构简单、安装工艺便捷，通过将多个承力柱叠置组成两个承力柱组，并将作动器固定在承力柱组上，灵活适配不同高度试验件的轴向力加载，应用范围广。
22、2.本技术采用两个承力柱组并使用若干固定杆横向固定，增加了作动器底座在试验平台上的受力面积，加强承力柱组稳定性。
23、3.本技术中承力柱采用镂空结构，在保证稳定性的同时提升减重效果，提升了拆卸效率。
24、4.本技术与现有试验平台相配套，节约试验成本。
25、5.采用本技术相比于安装龙门架的现有吊装试验方式，降低了安装和操作风险，提升工作效率。
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1.一种用于固体火箭发动机壳体静力载荷试验的承力装置，包括作动结构、承力结构与支撑结构，所述作动结构包括作动器与固定底座；
2.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机壳体静力载荷试验的承力装置，其特征在于：
3.根据权利要求2所述的一种用于固体火箭发动机壳体静力载荷试验的承力装置，其特征在于：
4.根据权利要求1或2所述的一种用于固体火箭发动机壳体静力载荷试验的承力装置，其特征在于：
5.根据权利要求1或2所述的一种用于固体火箭发动机壳体静力载荷试验的承力装置，其特征在于：
【技术特征摘要】
1.一种用于固体火箭发动机壳体静力载荷试验的承力装置，包括作动结构、承力结构与支撑结构，所述作动结构包括作动器与固定底座；
2.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机壳体静力载荷试验的承力装置，其特征在于：
3.根据权利要求2所述的一种用...
【专利技术属性】
技术研发人员：宇文璋杰，陈寰宇，冯跃萌，邓天宇，高婧怡，贾谨铭，田晓娟，李晓菊，
申请(专利权)人：西安航天动力测控技术研究所，
类型：新型
国别省市：
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